DE19809008C2

DE19809008C2 - Gas turbine blade

Info

Publication number: DE19809008C2
Application number: DE19809008A
Authority: DE
Inventors: Kiyoshi Suenaga; Yasuoki Tomita; Hiroki Fukuno
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Power Ltd
Priority date: 1997-03-04
Filing date: 1998-03-03
Publication date: 2000-06-08
Anticipated expiration: 2018-03-04
Also published as: JP3453268B2; US6039531A; CA2231035A1; DE19809008A1; JPH10246103A; CA2231035C

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Gasturbinenschaufel mit einer darin enthaltenen Kühlpassage und mit einem an der radial äußeren Oberfläche des Schaufelspitzenendes vorgesehenen Vorsprung.The present invention relates to a gas turbine blade with a cooling passage contained therein and with one at the radially outer surface of the blade tip end provided lead.

Herkömmlicherweise wurde eine gekühlte Schaufel für eine Gasturbine verwendet, bei der die Kühlung dadurch bewirkt wird, daß es einem Kühlmedium gestattet wird, in einem Kühldurchgang in der Schaufel zu strömen. Da die Turbineneinlaßtemperatur und der Druck von Jahr zu Jahr ansteigen, um die Leistung der Gasturbine zu verbessern, nimmt die thermische Belastung auf die gekühlte Schaufel einer Gasturbine zu. Daher wird die Temperatur des Schaufelmetalles verringert, um ein Brennen zu verhindern. Als eine Folge tritt jedoch ein sehr großer Temperaturgradient im Schaufelmetall auf. Aus diesem Grund ist schon im Stand der Technik ein Vorsprung am Spitzenende der Gasturbinenschaufel vorgesehen. In diesem Fall ist, da der Abstand von der auf der Oberfläche des Kühldurchganges in der Schaufel gebildete Kühloberfläche groß ist, die Temperatur des Metalls am Spitzenende des Vorsprunges sehr hoch, so daß die Möglichkeit des Auftretens eines Brennens und eines Risses besteht, der durch die thermische Spannung gebildet ist, die durch eine Temperaturdifferenz zwischen dem Schaufelmetall und dem Kühlbereich erzeugt wird.Conventionally, a refrigerated shovel has been used for a Gas turbine used, which causes the cooling is that a cooling medium is allowed in a Flow cooling passage in the blade. Since the Turbine inlet temperature and pressure from year to year increase to improve the performance of the gas turbine, takes the thermal load on the cooled blade a gas turbine. Therefore, the temperature of the Blade metal reduced to prevent burning. As a result, however, a very large one occurs Temperature gradient in the blade metal. For this reason is already a head start at the top in the state of the art the gas turbine blade is provided. In this case, there is the distance from that on the surface of the cooling passage in the cooling surface formed by the blade is large Temperature of the metal at the tip end of the tab very high, so the possibility of a burning occurrence and a crack caused by thermal stress is formed by a temperature difference between the Blade metal and the cooling area is generated.

Aus diesem Grund wird im Stand der Technik ein Kühlmedium von einem Kühldurchgang ausgestoßen, der in der Gasturbinenschaufel durch Löcher für eine Dünnschichtkühlung vorgesehen ist, so daß das Kühlmedium in Richtung des Schaufelspitzenendes und des Turbinenschaufelrings an der Außenseite der Schaufel gerichtet wird, wodurch ein Film von Kühlmedium geringer Temperatur gebildet wird, um die Gasturbinenschaufel zu kühlen. Da jedoch das ausgegebene Kühlmedium dazu führt, daß die Arbeitsleistung der Turbine abnimmt, muß die Menge an ausgegebenem Kühlmedium begrenzt werden.For this reason, a cooling medium of ejected a cooling passage in the Gas turbine blade through holes for thin film cooling is provided so that the cooling medium in the direction of Blade tip and turbine blade ring on the Outside of the blade is directed, creating a film of Low temperature cooling medium is formed to the Cool gas turbine blade. However, since the output Coolant causes the turbine to work decreases, the amount of cooling medium output must be limited become.

Aus der EP 0 684 364 A1 ist eine Gasturbinenschaufel bekannt, bei der am radial außen liegenden Schaufelspitzenende die äußere Oberfläche mit einem Vorsprung versehen ist, der jeweils mit der Schaufeloberfläche an der Saugseite bzw. an der Druckseite bündig ausgerichtet ist. Kühlbohrungen dienen dazu, der Schaufelspitze im Bereich der Vorsprünge Kühlluft zuzuleiten und somit die Vorsprünge zu kühlen. Bei einer alternativen Ausführungsform der ist der Vorsprung auf der Druckseite der Schaufel von der druckseitigen Schaufeloberfläche geringfügig zur Schaufelmitte hin zurückversetzt, da an dieser Stelle eine Kühlbohrung vorgesehen ist, die der Zuführung von Kühlluft auf den dort gelegenen Vorsprung dient. Der saugseitige Vorsprung in dieser alternativen Ausführungsform ist mit der saugseitigen Schaufeloberfläche bündig ausgebildet. A gas turbine blade is known from EP 0 684 364 A1, at the radially outer tip of the blade tip outer surface is provided with a projection which each with the blade surface on the suction side or on the print side is aligned. Cooling holes serve the blade tip in the area of the projections cooling air to feed and thus cool the projections. At a alternative embodiment is the projection on the Pressure side of the blade from the pressure side Blade surface slightly towards the center of the blade set back because there is a cooling hole at this point is provided, the supply of cooling air to the there located projection serves. The suction-side projection in this alternative embodiment is with the suction side Blade surface is flush.

Aus der DE 31 02 575 C2 ist eine Gasturbinenschaufel bekannt, bei der Vorsprünge vorgesehen sind, die ebenfalls bündig mit der jeweiligen saugseitigen bzw. druckseitigen Oberfläche der Schaufel ausgebildet sind. Auch hier wird der jeweilige Vorsprung durch aus Kühlöffnungen austretendes Kühlfluid gekühlt. Zusätzlich zu den fluchtend mit der jeweiligen druckseitigen bzw. saugseitigen Oberfläche der Schaufel vorgesehenen Vorsprüngen ist bei dieser Entgegenhaltung ein mittlerer Vorsprung im Bereich der Schaufelprofilmitte vorgesehen, der auch über Kühlbohrungen gekühlt wird. Der druckseitige Vorsprung ist im Bereich der Schaufeloberfläche zudem mit einem wärmeisolierenden Material verkleidet.A gas turbine blade is known from DE 31 02 575 C2, in the projections are provided, which are also flush with the respective suction side or pressure side surface of the Blade are formed. Here too the respective one Projection through cooling fluid emerging from cooling openings chilled. In addition to being in alignment with each pressure-side or suction-side surface of the blade projections provided in this citation is a middle projection in the area of the blade profile center provided, which is also cooled via cooling holes. The projection on the pressure side is in the area of the blade surface also covered with a heat-insulating material.

Die DE 35 07 578 A1 offenbart äußere Wandvorsprünge, die mit der in Axialrichtung gesehen äußeren Oberfläche des Turbinenblatts fluchtend angeordnet sind. Zusätzlich zu diesen axial äußeren Wandvorsprüngen sind innere Wandvorsprünge vorgesehen, die zur Unterteilung der von den äußeren Wandvorsprüngen begrenzten Ausnehmung dienen.DE 35 07 578 A1 discloses outer wall projections, which the outer surface of the Turbine blade are arranged in alignment. In addition to these axially outer wall projections are inner Wall protrusions provided to subdivide those from the outer wall projections serve limited recess.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine gattungsgemäße Gasturbinenschaufel so auszubilden, daß ein Verlust an Arbeitsleistung, der durch Austreten des Kühlmediums verursacht wird, verhindert wird.The object of the present invention is a Generic gas turbine blade so that a Loss of work performance caused by leakage of the Coolant is caused is prevented.

Diese Aufgabe wird gemäß Anspruch 1 gelöst.This object is achieved according to claim 1.

Die nach innen zur Schaufelprofilmitte hin versetzte Anordnung der Vorsprünge oder des Vorsprungs sorgt einerseits für die gewünschte verbesserte Radialabdichtung und verbessert andererseits die Kühlung des jeweiligen Vorsprungs, da dieser näher an der Kühlpassage gelegen ist, so daß das Vorsehen zusätzlicher Kühlbohrungen für die Vorsprünge bzw. den Vorsprung nicht erforderlich ist.That offset inwards to the center of the blade profile The arrangement of the projections or the projection ensures on the one hand for the desired improved radial seal and on the other hand improves the cooling of each Advantage because it is closer to the cooling passage, so that the provision of additional cooling holes for the Projections or the projection is not required.

Gemäß der vorliegenden Erfindung ist der Vorsprung auf der Innenseite von der Erstreckung des Schaufelprofils auf der äußeren Oberfläche des Schaufelspitzenendes so vorgesehen, daß er nahe dem Kühldurchgang in der Gasturbinenschaufel oberhalb des Kühldurchganges ist, so daß der Abstand vom Schaufelkühldurchgang, der eine Kühloberfläche ist, kurz im Vergleich zu einer herkömmlichen Gasturbinenschaufel ist, wodurch die Metalltemperatur an dem Spitzenende des Vorsprunges verringert wird. Diese Temperaturverringerung verhindert das Brennen des Schaufelmetalls der Gasturbine. Auch kann, da die Materialstärke relativ im Vergleich mit einer herkömmlichen Gasturbinenschaufel erhöht ist und die thermische Spannung durch die Verringerung der Temperaturdifferenz zwischen dem Schaufelmetall und dem Schaufelkühlbereich verringert ist, ein Riß am Schaufelspitzenende vermieden werden.According to the present invention, the projection is on the Inside of the extension of the blade profile on the outer surface of the blade tip end is provided so that it is near the cooling passage in the gas turbine blade is above the cooling passage, so that the distance from Bucket cooling passage, which is a cooling surface, briefly in the Compared to a conventional gas turbine blade, whereby the metal temperature at the tip end of the Projection is reduced. This decrease in temperature prevents the gas turbine blade metal from burning. Also, since the material thickness is relatively compared with a conventional gas turbine blade is raised and the thermal stress by reducing the Temperature difference between the blade metal and the Bucket cooling area is reduced, a crack at Avoid tip end.

Gemäß der Gasturbinenschaufel nach der vorliegenden Erfindung kann der auf der Innenseite der Erstreckung des Schaufelprofils auf der äußeren Oberfläche des Schaufelspitzenendes vorgesehene Vorsprung die Kühlwirkung der Gasturbinenschaufel erhöhen, wodurch ein Beitrag geleistet wird zur Erhöhung der Zuverlässigkeit, ohne die Arbeitsleistung der gesamten Vorrichtung zu vermindern. According to the gas turbine blade according to the present invention can be on the inside of the extension of the Blade profile on the outer surface of the Blade tip end provided projection the cooling effect the gas turbine blade will increase, making a contribution is done to increase reliability without the Reduce work performance of the entire device.

Brief description of the drawings

Fig. 1(a) ist eine perspektivische Ansicht, die eine Gasturbinenschaufel gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt, und Fig. 1 (a) is a perspective view of the present invention is a gas turbine blade, and

Fig. 1(b) ist eine Draufsicht auf das Spitzenende der Gasturbinenschaufel; Fig. 1 (b) is a plan view of the tip end of the gas turbine blade;

Fig. 2 ist eine Schnittansicht entlang der Linie A-A in Fig. 1 (a); Fig. 2 is a sectional view taken along the line AA in Fig. 1 (a);

Fig. 3(a) ist ein Diagramm, das die Metalltemperatur des Schaufelspitzenendes und des Vorsprunges der Gasturbinenschaufel gemäß der vorliegenden Erfindung und einer herkömmlichen Gasturbinenschaufel zeigt, Fig. 3 (a) is a diagram showing the metal temperature of the blade tip end and the projection of the gas turbine blade according to the present invention and a conventional gas turbine blade,

Fig. 3(b) ist eine schematische Ansicht, die einen Abstand von der Kühloberfläche des Schaufelspitzenendes einer herkömmlichen Gasturbinenschaufel zeigt, und Fig. 3 (b) is a schematic view showing a distance from the cooling surface of the blade tip end of a conventional gas turbine blade, and

Fig. 3(c) ist eine schematische Ansicht, die einen Abstand von der Kühloberfläche am Schaufelspitzenende der Gasturbinenschaufel der vorliegenden Erfindung zeigt. Fig. 3 (c) is a schematic view showing a distance from the cooling surface at the blade tip end of the gas turbine blade of the present invention.

Detailed description of preferred embodiments

Eine Gasturbinenschaufel gemäß der vorliegenden Erfindung wird mit Bezug auf Fig. 1 und 2 beschrieben. In dieser Ausführungsform ist eine Kühlpassage 104 in einer Gasturbinenschaufel 102 bereitgestellt, und ein Vorsprung 101, der in Richtung eines Turbinenschaufelringes 103 hervorsteht, ist auf der äußeren Oberfläche der Spitzenendfläche der Gasturbinenschaufel 102 vorgesehen.A gas turbine blade according to the present invention will be described with reference to FIGS. 1 and 2. In this embodiment, a cooling passage 104 is provided in a gas turbine blade 102 , and a protrusion 101 protruding toward a turbine blade ring 103 is provided on the outer surface of the tip end surface of the gas turbine blade 102 .

Der Vorsprung 101 ist so vorgesehen, daß er im wesentlichen ähnlich bezüglich der Form zum Schaufelprofil und am Spitzenende der Schaufel 102 rund ist, aber auf der Innenseite von der Erstreckung des Schaufelprofils angeordnet ist. Auch ist die Höhe des Vorsprunges 101 so bestimmt, daß ein Zwischenraum zwischen dem Vorsprung 101 und dem Turbinenschaufelring 103 minimiert ist.The protrusion 101 is provided so that it is substantially similar in shape to the blade profile and round at the tip end of the blade 102 , but is located on the inside of the extension of the blade profile. The height of the protrusion 101 is also determined such that a space between the protrusion 101 and the turbine blade ring 103 is minimized.

In dieser Ausführungsform ist der Vorsprung 101, der im wesentlichen ähnlich bezüglich der Form zu dem Schaufelprofil ist, so vorgesehen, daß er auf der Innenseite von der Erstreckung des Schaufelprofiles auf der äußeren Oberfläche der Endfläche der Schaufelspitze angeordnet ist. Daher ist der Vorsprung 101 oberhalb der Kühlpassage 104 angeordnet, so daß er nahe der Kühlpassage 104 ist, wodurch die Metalltemperatur des Vorsprunges 101 verringert werden kann.In this embodiment, the protrusion 101 , which is substantially similar in shape to the airfoil, is provided to be located on the inside of the extension of the airfoil on the outer surface of the end face of the airfoil tip. Therefore, the protrusion 101 is disposed above the cooling passage 104 so that it is close to the cooling passage 104 , whereby the metal temperature of the protrusion 101 can be reduced.

Fig. 3 zeigt die Metalltemperatur T am Schaufelspitzenende nahe dem Vorsprung dieser Ausführungsform und eines herkömmlichen Beispiels. Wie durch die durchgezogene Linie in Fig. 3(a) gezeigt ist, kann in dieser Ausführungsform die Metalltemperatur des Spitzenendes der Gasturbinenschaufel 102 und des Vorsprungs 101 verglichen zu dem durch unterbrochene Linien dargestellten herkömmlichen Beispiel verringert werden. Daher kann das Brennen der Gasturbinenschaufel 102 vermieden werden und das Auftreten eines Risses am Spitzenende der Gasturbinenschaufel 102 kann verhindert werden, indem die Materialstärke relativ erhöht wird und die thermische Spannung verringert wird. Fig. 3 shows the metal temperature T at the blade tip end near the protrusion of this embodiment and a conventional example. In this embodiment, as shown by the solid line in FIG. 3 (a), the metal temperature of the tip end of the gas turbine blade 102 and the protrusion 101 can be reduced compared to the conventional example shown by broken lines. Therefore, the burning of the gas turbine blade 102 can be avoided and the occurrence of a crack at the tip end of the gas turbine blade 102 can be prevented by relatively increasing the material thickness and reducing the thermal stress.

Auch wenn ein linearer Vorsprung entlang der Mitte der Schaufelbreite auf der äußeren Oberfläche der Gasturbinenschaufel 102 in einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung vorgesehen ist, kann eine Mehrzahl von Vorsprüngen entlang der Schaufelbreite auf der Innenseite von der Erstreckung des Schaufelprofiles auf der äußeren Oberfläche der Endfläche der Gasturbinenschaufel 102 vorgesehen sein.Although a linear protrusion along the center of the blade width is provided on the outer surface of the gas turbine blade 102 in one embodiment of the present invention, a plurality of protrusions along the blade width on the inside can extend from the extension of the blade profile on the outer surface of the end face of the gas turbine blade 102 may be provided.

Claims

1. gas turbine blade ( 102 ) with a cooling passage ( 104 ) contained therein and with a protrusion ( 101 ) attached to the radially outer surface of the blade tip end predominantly in a closed manner, the predominantly closed peripheral protrusion ( 101 ) from the outer surface of the gas turbine blade to the blade profile center offset and the cooling passage ( 104 ) is located adjacent, wherein no cooling fluid outlet is provided in the area of the blade tip.

2. Gas turbine blade according to claim 1, wherein the projection essentially similar in shape to the Is blade profile.

3. A gas turbine blade according to claim 1, wherein a further protrusion along the middle of the bucket width on the outer surface of the blade tip end extends.